Профили крыла

Форма скелетной линии полностью определяет основные гидравлические свойства профиля крыла, в то время как толщина профиля зависит от конструктивных и прочностных требований. [c.143]

В 1905—1910 гг. Н. Е. Жуковский установил и впервые объяснил природу возникновения подъемной силы, поддерживающей летящий в воздухе самолет. Одновременно он указал и форму профилей крыльев, которые оказались наиболее выгодными для использования в авиации и в гидромашиностроении. [c.11]

Как С , так и зависят от профиля, угла атаки а и относительного размаха. Значения их были определены опытным путем для большого числа профилей крыльев. Коэффициент Сд очень мал [c.144]

Воздействие потока воды на профиль можно считать аналогичным действию воздуха на профиль крыла в аэродинамической трубе при условии, что относительная скорость набегающего невозмущенного потока т.. является средним векторным из значений относительной скорости на бесконечности перед решеткой (ш]) и за ней (шг) (фиг. 8.3). [c.154]

Таким путем Жуковский объяснил механизм возникновения подъемной силы крыла аэроплана и дал методы расчета оптимальных профилей крыльев. [c.30]

Рис. 8. Картина обтекания профиля крыла самолета.

На рис. 82 и далее на рис. 83 приняты следующие обозначения Ь — ширина лопасти — хорда профиля (крыла) — скорость потока а — угол между хордой и направлением скорости Woo, называемый углом атаки Seo— угол между направлением скорости Woa и скорости ы 3,— угол наклона лопатки на входе [c.118]

Опасность появления застойной области, которая уменьшает подъемную силу, равно как увеличивает лобовое сопротивление, прежде всего возникает при больших углах атаки. Для того чтобы задержать появление застойной области, весьма полезно также слегка искривить профиль крыла книзу. В предельном случае профиля в виде дуги окружности легко убедиться в том, что этот прием позволяет избежать бесконечного значения скорости на передней кромке в общем случае течений Жуковского это приводит к значительному уменьшению градиента противодавления на верхней (подсосной) стороне. [c.64]

На рис. 6.16 показаны распределения скорости в коленах типичной формы. Заметим, что в обычном колене поворотные лопатки не только значительно улучшают распределение скорости, но, как видно из рис. 6.16, снижают также потери давления. В некоторых установках эффективны лопатки с профилем крыла, Б большинстве случаев образованном элементами дуг окружностей. [c.125]

Каждое сечение лопатки осевого колеса цилиндрическими плоскостями, перпендикулярными колесу, начиная от втулки до наружного диаметра колеса, имеет форму профиля крыльев самолетов, т. е. имеют неодинаковую, кривизну наружной и тыльной поверхностей. [c.329]

При обтекании как плоской пластинки, так и профиля крыла ламинарный пограничный слой переходит в турбулентный. [c.333]

Таким образом, чем короче турбулентный пограничный слой профиля крыла, тем меньше коэффициент профильного сопротивления крыла. [c.333]

Рассматривая распределение давления на поверхности профиля крыла, мы видим, что давление в передней части профиля больше атмосферного. У ребра атаки давление равно атмосферному. Далее от ребра атаки давление уменьшается до отрицательной величины, т. е. до разрежения. [c.333]

Величины подъемной силы и силы сопротивления, как правило, определяются экспериментально путем продувок каждого данного профиля (крыла) в аэродинамической трубе [82]. [c.236]

Л о й ц я н с к и й Л. Г. Приближенный метод расчета турбулентного пограничного слоя на профиле крыла. — ПММ, 1945, т. 9, № 6, с, 433—448. [c.360]

Фнг. 20. Распределение давлений по профилю крыла при углах 6 и 9°. Давления отнесены к динамическому давлению. [c.143]

В этой статье рассматриваются углы атаки 6° и 9° на фиг. 20 даны профиль крыла и кривые давлений, отнесенные к динамическому давлению. [c.143]

Фиг, 21 показывает, насколько значительны могут быть колебания температуры профиля крыла в полете. [c.145]

На фиг. 22 даны графики изменения по профилю крыла относительной влажности воздуха при начальной его температуре 0°С и скоростях самолета [c.145]

Лопатка в поперечном сечении имеет обтекаемый профиль, аналогичный профилю крыла самолета. [c.12]

Отсюда теорема Жуковского для единичного профиля может быть сформулирована следующим образом при обтекании единичного профиля (крыла) газовым потоком равнодействующая сил, приложенных к профилю, равна произведению плотности и скорости, взятых в бесконечном удалении от профиля, на величину циркуляции Го вокруг профиля. Направление равнодействующей, называемой в этом случае подъемной силой, определяется вектором скорости, повернутым на 90° в сторону против направления циркуляции. [c.48]

Из вихревой теории ( 6) известно, что уменьшение давления имеет. место на задней (выпуклой) стороне профиля (крыла). Аналогично этому, в центробежном насосе имеем понижение давления A/l при входе в канал между лопатками на задней их стороне. [c.107]

Выбор профиля крыла лопатки влияет на аэродинамические и эксплуатационные качества вентилятора. Для увеличения создаваемого вентилятором давления необходимо применять более выпуклые профили со сравнительно небольшой относительной толщиной 6, подсчитанной по элементу хорды. Однако при выборе профиля надо учитывать также вопросы прочности и простоты серийного изготовления лопаток. [c.285]

В применении к осевым насосам эта теория устанавливает зависимость между подъемной силой профиля н напором насоса. Действие потока воды на профиль можно считать аналогичным действию воздуха на профиль крыла в аэродинамической трубе при условии, что относительная скорость набегающего невозмущенного потока w p является средним векторным из значений относительной скорости перед решеткой ш , и за ней [c.23]

Е -= — качество профиля крыла решетки. [c.157]

В монографии изложены результаты исследований в области теоретической и вычислительной трансзвуковой аэродинамики. Помимо общих вопросов трансзвуковой теории рассматриваются следующие проблемы фундаментально-прикладного характера трансзвуковое вихревое течение за отошедшей ударной волной образование и свойства висячих скачков уплотнения обтекание профиля крыла при больших дозвуковых скоростях полета, в частности, профилирование докритического крыла профилирование сопла Лаваля в корректной постановке и прямая задача сопла струйное трансзвуковое обтекание теория осесимметричных трансзвуковых течений некоторые вопросы, актуальные для пространственных течений. [c.2]

Сверхкритическим называется обтекание профиля крыла дозвуковым (на бесконечности) потоком, когда на нем возникают зоны сверхзвуковых скоростей. Считается, что если при обтекании фиксированного профиля монотонно повышать число М о, то после достижения критического значения Мкр во всем диапазоне Мкр < Моо реализуется сверхкритическое обтекание. Как отмечалось в 1 гл. 5, Мкр зависит только от формы профиля и показателя адиабаты. [c.169]

Результаты эксперимента (рис. 10.78) действительно показывают, что ирн сохранении формы профиля крыла и его удлинения удается путем расположения крыла под углом р = 40° к набегающе>гу потоку существенно увеличить значение d jda в диапазоне лксел Маха 0,8—0,9. [c.101]

Обтекание тела аэрозолем часто сопровождается отложениями частиц на лобовой поверхности тела. Это явление имеет большое значение для аэронавтики — возможно осаждение капель воды, содержащихся в тумане, температура которого ниже 0° С, на крыльях самолетов с образованием слоя льда. Обледенение изменяет профиль крыла и может привести к катастрофическим последствиям. Рост капель дождя при их падении обусловлен аналогичным явлением. Капля достаточно больших размеров увеличивается в объеме во время падения за счет захвата микрокапель тумана. [c.225]

Фиг. 8. 4. Влияние толщины лопатки на характеристику профиля крыла (отчет NA A 460).

Если рассечь лопасти осевого насоса цилиндрической поверхностью радуса г (рис. 82), образующие которой параллельны оси вращения, и полученную поверхность разреза развернуть на плоскости, то получится ряд профилей, образующих так называемую параллельную решетку профилей (крыльев). [c.118]

Поэтому испытания профилей крыльев в аэродинамической трубе производятся с неподвижными крыльями, которые обтекаются потоком со скоростью т. Кроме того, как показали опыты, безразлично, в какой среде обтекаются испытуемые профили — в воздухе или в воде при условии сохранения числа Ке=сопв1. [c.330]

Сила лобового сопротивления х слагается из сопротивления трения и сопро-О ивления давления. Подъемная сила у и сила сопротивления х, как правило, определяются экспериментально путем продувок каждого профиля (крыла)< в аэродинамической трубе. На рис. 2.8, а показана зависимость коэффициентов подъемной силы Су и силы сопротивления Сх от угла атаки а. Эти коэффициентщ определяются по формулам [c.17]

Выводы, полученные в гл. Ill и последующих, дают возможность теоретически изучить состояние влажности воздуха в точках профиля крыла на основе данных о распределении давления по профилю. За основу взяты данные из книги Л. Прандтля и О. ТитьенсаЧ [c.143]

Несущим профилем крыла называется профиль, обладающий подъемной силой. По теореме Жуковского крыло обладает подъемной силой, если циркуляция скорости на его контуре отлична от нуля. В свою очередь, существование ненулевой циркуляции связано с определенной структурой потока в окрестности бесконечно удаленной точки, задаваемой его асимптотикой. Впервые строгие асимптотики для потенциала скорости и его производных были найдены в [45] (для случая обтекания профиля потоком достаточно малой скорости). Позже асимптотики для потенциала и для самой скорости были уточнены [138, 148, 141]. Для несущего профиля они определяются формулами [19 [c.135]

Теория псевдоаналитических функций и квазиконформных отображений в принципе позволяет обобщить изложенный метод на случай дозвукового течения сжимаемого газа. В монографии [66] О это достигнуто путем доказательства существования обобщенного решения задачи Гильберта (содержащей задачу Дирихле) для квазилинейного равномерно эллиптического уравнения, описывающего квазиконформное отображение. Это отображение позволяет найти скорость набегающего потока и профиль крыла по заданному распределению скорости (при условии выполнения двух условий разрешимости, обеспечивающих замкнутость контура). По-видимому, тот же результат, но уже для классического решения, может быть получен на основе принципа подобия для псевдоаналитических функций, аналогично теореме существования дозвукового обтекания заданного профиля потоком достаточно малой дозвуковой скорости (см. 2). Псевдоаналитическая функция, выражающая сопряженную комплексную скорость Ш = и — гу, допускает представление [c.146]

При построении компрессорных профилей. используют богатый опыт, накопленный при проектировании крыльев самолетов и лопастей винтов. Использование этого опыта было особенно целесообразным в первый период развития компрессо- ростроения, когда профили лопаток компрессоров мало отличались (кривизной) от профилей крыльев самолета и лопастей винта. [c.51]

Поворот потока в рабочих колесах и направляющих аппаратах осевых кo шpe opoв осуществляется лопатками с профилем крыла. Если через лопатки осевого колеса провести соосное цилиндрическое сечение и развернуть его на плоскость, то получим контуры лопаточных профилей, т. е. плоскую решетку (фиг. 96). Цилиндрическая поверхность сочеиия замкнута, , е, пе имеет началь- [c.150]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология